機匣引氣再循環拓寬壓氣機工作范圍的仿真研究

吳春雨，王銀燕，楊傳雷，王賀春

哈爾濱工程大學動力與能源工程學院，黑龍江哈爾濱 150001

機匣引氣再循環拓寬壓氣機工作范圍的仿真研究

吳春雨，王銀燕，楊傳雷，王賀春

哈爾濱工程大學動力與能源工程學院，黑龍江哈爾濱 150001

高壓比離心式壓氣機高效率工作范圍窄，喘振裕度低。為了拓寬其高效工作范圍，將機匣引氣再循環技術應用于高壓比離心式壓氣機。采用數值模擬方法對其進行仿真研究，對各結構尺寸對壓氣機性能的影響進行對比。結果表明，引氣再循環系統使該離心壓氣機各轉速下穩定工作范圍平均拓寬13%以上，喘振裕度最大增加11%。抽吸槽與分流葉片的距離在引氣再循環結構尺寸中對離心壓氣機性能影響最大，其次是抽吸槽的寬度，其余結構尺寸對其影響較小。引氣再循環使壓氣機葉輪入口相對馬赫數分布更加均勻，減弱葉片前緣局部高馬赫數的現象，使葉片入口正攻角減小，抑制了葉片表面邊界層的分離。

高壓比離心壓氣機；引氣再循環；喘振裕度；抽吸槽；分流葉片

近年來，國外船用柴油機高功率密度技術發展迅速，對渦輪增壓器的增壓比提出了更高的要求。離心壓氣機增壓比提高后，穩定運行范圍變窄，無法滿足內燃機增壓的寬流量范圍要求，所以增大高壓比離心壓氣機穩定工作范圍的研究非常重要［1-4］。

機匣引氣再循環技術是被動流動控制拓寬離心壓氣機工作范圍的一種技術。Amman［5］將機匣處理從軸流壓氣機發展到離心壓氣機上；Fisher［6］的試驗表明：引氣再循環對壓氣機流量的影響是拓寬其工作范圍的根本原因；Ishida［7-8］的研究表明：引氣再循環中抽氣槽位置對低速離心壓氣機性能影響較大；清華大學［9-10］利用機匣處理方法對壓氣機非對稱流場進行了有效控制。

本文采用數值模擬方法，以某型最高壓比為5．2的離心壓氣機為對象，研究了引氣再循環各結構尺寸對壓氣機性能的影響和引氣再循環拓寬壓氣機工作范圍的作用。

1 數值模擬方法

本文所研究的壓氣機幾何尺寸如表1所示。數值計算采用NUMECA商業軟件，選擇S-A湍流模型，求解三維雷諾平均Navier-Stokes方程，采用當地時間步長、多重網格和殘差光順加速收斂。

表1 離心壓氣機葉輪和擴壓器的主要尺寸

計算區域選擇包含主葉片、分流葉片和葉片擴壓器的通道，采用AutoGrid5模塊對離心壓氣機模型進行網格的劃分，選擇ZR Effect功能生成引氣再循環網格，如圖1、2所示。固壁選擇無滑移、絕熱邊界；進口邊界給定總溫、總壓；出口邊界大流量工況給定靜壓，小流量工況給定流量；計算步數600，全局殘差低于10－4且進出口參數基本不變時，判斷計算收斂。

圖1 壓氣機葉片單通道網格

圖2 壓氣機葉片子午面網格

2 計算結果及分析

引氣再循環的主要的結構參數如圖3所示，其中a為抽吸槽與分流葉片之間的距離，b為抽吸槽的寬度，c為回流通道的高度，d為回流通道直徑，e為回流槽出口與分流葉片的距離，f為回流槽的出口直徑。設定初始結構尺寸如下：a＝13 mm、b＝2 mm、c＝8 mm、d＝8 mm、e＝36 mm、f＝8 mm。選擇計算工況為612 r／s等轉速線，依次改變6個主要參數的大小，得到各結構參數對離心壓氣機性能的影響，計算結果如圖4～9所示。

圖3 引氣再循環結構尺寸示意

圖4 同a值的壓比與流量變化曲線圖

圖5 不同a值的效率與流量變化曲線

從圖4和5可以看出，經過機匣引氣再循環改造后的壓氣機，抽吸槽與分流葉片之間的距離a對壓氣機性能影響較大。經過改造后，壓比和效率都會較以前要低，堵塞線的位置變化不大，而喘振線都左移，喘振裕度增大。綜合圖4和5，以效率優先的原則，a值取15 mm較為合適。據文獻［5-6］的研究成果，抽吸槽的寬度b對壓氣機的性能影響也較大，圖6和7為計算結果。從圖6和7中可以看出，抽吸槽寬度b的變化對壓氣機的壓比和效率也有較大的影響。等轉速的壓比和效率會下降，特別是效率下降較大，達到3個百分點。堵塞線幾乎不變，喘振線均左移。由于增加了機匣引氣其喘振裕度也承之增大。本文依次對另個4個參數也進行了仿真計算研究，圖8和9是不同的回流通道高度c以壓氣機的影響變化曲線。從圖中可以看出，c值的變化對壓氣機性能影響不大。同樣，對回流通道直徑d、回流槽出口與分流葉片的距離e、回流槽的出口直徑f進行了仿真計算，結果同樣顯示其值對壓氣機性能影響較小。

圖6 不同b值的壓比與流量變化曲線

圖7 不同b值效率與流量變化曲線

綜上研究表明，機匣引氣再循環技術中的結構參數，抽吸槽與分流葉片之間的距離a和抽吸槽的寬度b對壓氣機性能影響較大，是機匣引氣再循環結構設計的關鍵參數。而其他4個參數對壓氣機性能影響較小，可依據加工難易進行調整。

圖8 不同c值的壓比與流量變化曲線

圖9 不同c值的壓比與流量變化曲線

通過以上仿真研究表明，機匣引氣的結構參數優化為：a＝15 mm，b＝3 mm，c＝8 mm，d＝8 mm，e＝36 mm，f＝8 mm。為了對比機匣引氣改造后的性能影響，在各等轉速線下，從堵塞流量邊界到喘振流量邊界進行了仿真計算，繪制的壓氣機特性線如圖10所示，圖11為無引氣再循環下的壓氣機特性線圖。

圖10 具有引氣再循環結構的壓氣機特性

圖11 不具有引氣再循環結構的壓氣機特性

由圖10和11可以看出，采用引氣再循環后，壓氣機喘振邊界整體左移，各轉速下穩定工作范圍增加，低轉速和中間轉速時，喘振裕度和穩定工作范圍的提升明顯；各轉速下效率稍有下降，但不超過2%；壓氣機壓比在低轉速和中間轉速下降不明顯，高轉速壓比下降較大，最大壓比由5．2降為5．07。引氣再循環結構尺寸是在中間轉速612 r／s時選擇的，該轉速下壓氣機穩定工作范圍由1．402 kg／m3到1．794 kg／m3提升為1．281 kg／m3到1．796 kg／m3，喘振裕度提升10．4%，壓比下降約為0．05，效率平均下降約2%。

為了較好地說明機匣引氣再循環技術對壓氣機性能的影響，本文對壓氣機在612 r／s工況下的內部流場進行了研究，圖12為引氣再循環壓氣機和無引氣再循環壓氣機相對馬赫數的對比圖。

圖12 離心壓氣機相對馬赫數分布

從圖12可以看出，相同工況點，引氣再循環的壓氣機入口馬赫數較小，且入口馬赫數分布更均勻，采用引氣再循環后離心壓氣機的入口速度三角形發生變化，由于引氣再循環的回流作用使入口流量增大，入口絕對速度增大，在牽連轉速不變的情況下，相對速度增大，葉片入口的正攻角變小。

由此可知引氣再循環減弱了葉片表面的邊界層分離，拓寬了離心壓氣機穩定工作范圍，增大了其喘振裕度。

3 結論

1）采用優化后的結構尺寸，引氣再循環壓氣機穩定工作平均拓寬13%以上，喘振裕度最大增大11%，最大壓比稍有下降，效率下降值低于2%。

2）引氣再循環中抽吸槽與分流葉片的距離和抽吸槽的寬度對壓氣機性能影響較大，其余引氣再循環的結構尺寸對壓氣機性能影響較小。各轉速下，引氣再循環對壓氣機性能的影響程度不同。一種引氣再循環尺寸，難以在各個轉速下全面提高壓氣機性能。

3）引氣再循環的壓氣機入口相對馬赫數降低，且分布更均勻，葉片入口正攻角變小，葉片表面的邊界層分離減弱，可以拓寬壓氣機的穩定工作范圍。

［1］盧家玲．軸流壓氣機機匣處理及其機理研究［D］．西安：西北工業大學，2007：2-5．

［2］郭宮達．壓跨聲速離心壓氣機擴穩流動控制研究［D］．北京：清華大學，2009：5-12．

［3］楊名洋．內燃機高壓比離心式壓氣機擴穩非對稱流動控制［D］．北京：清華大學，2011：12-15．

［4］徐偉，王彤，谷傳綱．抽吸孔數目對孔式機匣處理方式效果的影響［J］．機械工程學報，2011，47（18）：121-129．

［5］AMMAN C A，NORDENSEN G E，SKELLENGER G D．Casing modification for increasing the surge margin of a cen-trifugal compressor in an automotive turbine engine［J］．Journal of Engineering for Power，1975，97：329-336．

［6］FISHER F．Application of map width enhancement devices to turbocharger compressor stages［J］．SAE Transactions，1989，97（6）：1303-1310．

［7］ISHIDA M，SAKAGUCHI D，UEKI H．Optimization of inlet ring groove arrangement for suppression of unsteable flow in a centrifugal impeller［C］／／Proceedings of GT2005 ASME Turbo Expo 2005：Power for Land，Sea and Air．Reno，USA，2005：35-43．

［8］ISHIDA M，SURANA D，UEKI H，et al．Suppression of unstable flow at small flow rates in a centrifugal blower by controlling tip leakage flow and reverse flow［J］．ASME Journal of Turbo-machinery，2005，127：76-83．

［9］YANG Mingyang，ZHENG Xinqian，ZHANG Yangjun．Sta-bility improvement of high-pressure ratio turbocharger cen-trifugal compressor by asymmetric flow control-part I：non-axisymmetric flow in centrifugal compressor［C］／／Proceed-ings of ASME Turbo Expo 2010：Power for Land，Sea and Air．Glasgow，UK，2010：1891-1902．

［10］YANG Mingyang，ZHENG Xinqian，ZHANG Yangjun．Stability improvement of high-pressure ratio turbocharger centrifugal compressor by asymmetric flow control-part II：non-axisymmetric self-recirculation casing treatment［J］．Journal of Turbomachinery，2012，135（2）：0210071-0210078．

Simulation on expanding steady working range of centrifugal compressor
by self-recirculation casing treatment

WU Chunyu，WANG Yinyan，YANG Chuanlei，WANG Hechun
College of Power and Energy Engineering，Harbin Engineering University，Harbin 150001，China

Numerical simulation method is adopted to simulate and research self-recirculation casing treatment（SRCT）on expanding the scope of steady work of high-pressure-ratio centrifugal compressor，and increase the compressor surge margin．Contrast the influences which are caused by structure sizes of the SRCT on the perform-ance of compressor．The results showed that SRCT makes the compressor stable operating range broaden more than 13%in average on all kinds of speed，and the surge margin has increased by 11%at most．Among the structure si-zes，the distance between the bleed slot and the splitter blade has the largest effect on the performance of centrifu-gal compressor，followed by the bleed slot width，others have less affect．SRTC makes the distribution of the com-pressor impeller inlet relative Mach number more uniform，weakens the phenomenon of local high Mach number of blade leading edge，decreases the positive incidence of blade inlet，and inhibits separation of the blade surface boundary layer．

high-pressure-ratio centrifugal compressor；self-recirculation casing treatment；surge margin；bleed slot；splitter blade

TK442

A

1009-671X（2014）03-0069-04

10．3969／j．issn．1009-671X．201308009

http：／／www．cnki．net／kcms／doi／10．3969／j．issn．1009-671X．201308009．html

2013-08-30．

日期：2014-06-05．

國家科技支撐計劃資助項目（2012BAF01B01）．

吳春雨（1988-），男，碩士研究生；

王銀燕（1961-），女，教授，博士生導師．

楊傳雷，E-mail：heuylz＠163．com．